DE2162974A1 - Ground propulsion system for an aircraft - Google Patents
Ground propulsion system for an aircraftInfo
- Publication number
- DE2162974A1 DE2162974A1 DE19712162974 DE2162974A DE2162974A1 DE 2162974 A1 DE2162974 A1 DE 2162974A1 DE 19712162974 DE19712162974 DE 19712162974 DE 2162974 A DE2162974 A DE 2162974A DE 2162974 A1 DE2162974 A1 DE 2162974A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- drive system
- aircraft
- wheel
- output shaft
- turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 17
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 14
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims description 8
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 6
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 6
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 4
- 239000002689 soil Substances 0.000 claims 3
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 2
- YXIWHUQXZSMYRE-UHFFFAOYSA-N 1,3-benzothiazole-2-thiol Chemical compound C1=CC=C2SC(S)=NC2=C1 YXIWHUQXZSMYRE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 description 1
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 1
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Retarders (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Gear Transmission (AREA)
Description
17.Dezember 1971December 17, 1971
Reg.-Nr.- 2021/22Reg.-No. - 2021/22
ROTAX LIMITED Well StreetROTAX LIMITED Well Street
Birmingham / GRÖSSBRITANNIENBirmingham / UK
Bodenantriebssystem für ein FlugzeugGround propulsion system for an aircraft
Die Erfindung bezieht sich auf ein Bodenantriebssystem für ein Flugzeug.The invention relates to a ground propulsion system for an aircraft.
Beim bekannten Bodenantrieb von Flugzeugen wird verhältnismäßig viel Treibmittel verbraucht. Da ein Flugzeug häufig beträchtliche Strecken auf dem Boden zurücklegen muß, entstehen in entsprechendem Ausmaß giftige Abgase; zusätzlich kommt es zu einer erheblichen Lärmbelästigung der Umgebung.In the known aircraft ground propulsion system, a relatively large amount of propellant is consumed. As an airplane often Having to cover considerable distances on the ground, toxic exhaust gases are produced to a corresponding extent; Additionally there is considerable noise pollution in the area.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Bodenantriebssystem für ein Flugzeug zu schaffen, bei welchem sowohl der» Treibmittelverbrauch als auch der Lärmpegel erheblich herabgesetzt werden können, wobei auch der Aufwand für die Bewegung von Flugzeugen auf dem Boden verringert werden soll.The invention is based on the object of a ground drive system for an aircraft in which both the »propellant consumption and the noise level are considerable can be reduced, whereby the effort for the aim is to reduce the movement of aircraft on the ground.
Erfindungsgemäß wird dies dadurch erreicht, daß eine Turbine in Antriebsverbindung mit wenigstens einem Rad des Flugzeuges vorgesehen ist, die über einen als Teil einer Maschine des Flugzeuges ausgebildeten oder dadurch angetriebenen Kompressor mit Treibmittel versorgt wird.According to the invention this is achieved in that a turbine is provided in drive connection with at least one wheel of the aircraft, which is a part of a machine of the aircraft trained or thereby driven compressor is supplied with propellant.
In bevorzugter Ausführungsform dieser Erfindung steht die Turbine mit einem Hauptrad oder einem Bugrad des Flugzeuges in Antriebsverbindung. Die Treibmittelversorgung der Turbine erfolgt über einen Kompressor, der von einer Antriebsmaschine des Flugzeuges oder von einer Hilfsmas chine des Flugzeuges angetrieben wird. Wenn eine der Antriebsmaschinen des Flugzeuges eine Gasturbine ist, kann sie als Kompressor ausgebildet sein, der einen Teil der Maschine bildet. Der Kompressor wird über eine Leitung mit der Turbine verbunden, die ein Ventil aufweist, wodurch die Zufuhr des Treibmittels unterbrochen werden kann, wenn sie nicht erforderlich ist.In a preferred embodiment of this invention is Turbine in drive connection with a main wheel or a nose wheel of the aircraft. The propellant supply the turbine takes place via a compressor, which is from a prime mover of the aircraft or from an auxiliary machine chine of the aircraft is powered. If one of the aircraft's prime movers is a gas turbine, it can be designed as a compressor that forms part of the machine. The compressor is via a line connected to the turbine, which has a valve, whereby the supply of propellant can be interrupted can if it is not required.
Zusätzlich ist die Turbine mit einer Verbrennungskammer verbunden, durch die das luftförmige Treibmittel in die Turbine gelangt, während ein Kraftstoffbrenner in der Verbrennungskammer vorgesehen ist, der von der Maschine mit Kraftstoff versorgt wird. Weiterhin ist ein Ventil für die Steuerung der Zufuhr des Kraftstoffes zum Brenner vorgesehen.In addition, the turbine is connected to a combustion chamber through which the air propellant enters the Turbine arrives while a fuel burner is in the Combustion chamber is provided, which is supplied by the engine with fuel. There is also a valve intended to control the supply of fuel to the burner.
Wenn das Flugzeug auf dem Boden bewegt werden soll, wird die Maschine gestartet und die Turbine über den Kompressor mit Luft beaufschlagt, so daß das Rad angetrieben wird, um das Flugzeug zu bewegen. Bei rollendem Flugzeug wird die Verbrennungskammer mit Kraftstoff versorgt, um darin auszubrennen; auf diese Weise kann die Turbine mehr Kraft für die Bewegung des Flugzeuges erzeugen. Die genannte Anordnung ist weiterhin so getroffen, daß Beschädigungen der Rollbahn infolge der heißen, die Turbine verlassenen Gase vermieden werden, wenn das Flugzeug steht oder sich sehr langsam bewegt.When the aircraft is to be moved on the ground, the engine is started and the turbine via the compressor pressurized with air so that the wheel is driven to move the aircraft. When the airplane is taxiing the combustion chamber is supplied with fuel to inside to burn out; this way the turbine can generate more power to move the aircraft. The said Arrangement is still made so that damage the runway due to the hot gases leaving the turbine when the aircraft is stationary or moving moves very slowly.
Der Antrieb des Hauptrades eines Flugzeuges ist über die Turbine deshalb zweckmäßig, weil bei den meisten großen Flugzeugen das oder die Bugräder steuerbar sind. BeiThe main wheel of an airplane is powered by the The turbine is useful because on most large aircraft the nose wheel (s) can be controlled. at
209829/0032209829/0032
großen Flugzeugen kann man mehr als ein Turbinenbrennersystem verwenden, um die erforderliche Antriebskraft zu schaffen.large aircraft can do more than one turbine burner system use to create the required driving force.
Das vorgeschlagene Antriebssystem hat den besonderen Vorteil, daß ein Flugzeug hiermit Bewegungen auf dem Boden ausführen kann, während nur eine seiner Antriebsmaschinen oder eine Hilfsversorgungseinheit mit geringer Kraft betrieben werden muß. Dadurch läßt sich der Kraftstoffverbrauch für das Fahren des Flugzeuges in erheblichem Maße verringern.The proposed drive system has the particular advantage that an aircraft can move on the ground can perform while only one of its prime movers or an auxiliary supply unit with low power must be operated. As a result, the fuel consumption for driving the aircraft can be considerable Reduce dimensions.
Die Turbine kann gegebenenfalls innerhalb des Flugzeuges untergebracht werden und deren Verbindung mit dem Rad über eine Biegsame Welle erfolgen. Zwischen der Anbringung der Turbine und dem angetriebenen Rad wird vorteilhaft ein Reduziergetriebe verwendet.The turbine can optionally be inside the aircraft are housed and their connection to the wheel via a flexible shaft. Between the attachment of the Turbine and the driven wheel, a reduction gear is advantageously used.
Ein spezielles Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Bodenantriebssystems sei unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Darin zeigen:A special embodiment of the invention Ground propulsion system with reference to the drawings described in more detail. Show in it:
Figur 1 eine seitliche Ansicht eines Flugzeugrades mit dem Federbein und einen Teil des Systems,Figure 1 is a side view of an aircraft wheel with the strut and part of the system,
Figur 2 eine Vorderansicht eines Teils der Anordung der Figur 1 in vergrößertem Maßstab undFigure 2 is a front view of part of the arrangement of Figure 1 on an enlarged scale and
Figur 3 eine seitliche Darstellung des anderen Teils der zur Figur 1 gehörenden Anordnung.FIG. 3 shows a side view of the other part of the arrangement belonging to FIG.
Figuren 1 und 2 zeigen ein Flugzeugrad 10 undveine ölhydraulische Radaufhängung 11. Bei dem Rad kann es sich umd das Bugrad des Flugzeuges oder um eines der Haupttragräder des Flugzeuges handeln. Die Radaufhängung besteht aus einem Teil 12 , welches.: mit dem FlugzeugrahmenFigures 1 and 2 show an aircraft wheel 10 and a hydraulic one Wheel suspension 11. The wheel can be the nose wheel of the aircraft or one of the main carrying wheels act of the aircraft. The suspension consists of a part 12, which: with the aircraft frame
209829/0032209829/0032
■"■ *τ ^"■ "■ * τ ^"
In Verbindung steht, und einem Teil 13, an dem die Radachse befestigt ist. Am Teil 13 befindet sich ein Kegel- ' radgetriebe lh mit einer Ausgangswelle, die ein Kegelrad 15 trägt, welches mit einem Kegelzahnradring 16 kämmt, das seinerseits an der Felge des Rade befestigt ist. Das Getriebe hat eine Eingangswelle 17, die über eine Keilwellenverbindung mit einer Antriebshülse 18 in Verbindung steht, welche ihrerseits über eine Keilwellenverbindung von der Antriebswelle 19 angetrieben wird, die von einer Antriebseinheit 20 am Teil 12 der Aufhängung 11 ausgeht.Is in connection, and a part 13 to which the wheel axle is attached. On part 13 there is a bevel gear lh with an output shaft which carries a bevel gear 15 which meshes with a bevel gear ring 16 which in turn is attached to the rim of the wheel. The transmission has an input shaft 17 which is connected via a spline connection to a drive sleeve 18, which in turn is driven via a spline connection from the drive shaft 19 which extends from a drive unit 20 on part 12 of the suspension 11.
Die Antriebseinheit 20 ist in Figur 3 größer dargestellt; sie besteht aus einem Luftsteuerventil 21, einer Turbinen- |) einheit 2 2 mit Verbrennungskammer und einem ReduziergetriebeThe drive unit 20 is shown larger in Figure 3; it consists of an air control valve 21, a turbine unit 2 2 with a combustion chamber and a reduction gear
23. ■ .23. ■.
Das Luftsteuerventil 21 ist als solches bekannt und ermöglicht die Ein- und Ausschaltung der Luftversorgung und der Druckregulierung der Luft im Anschluß an das Ventil. Der Eingang des Ventils steht mit dem Ausgang eines Kompressors 24- in Verbindung, der Bestandteil einer der Hauptgasturbinen des Flugzeuges ist. Wahlweise kann der Kompressor auch Teil einer Hilfskraftversorgung des Flugzeuges sein.The air control valve 21 is known as such and enables the air supply and to be switched on and off the pressure regulation of the air following the valve. The inlet of the valve is connected to the outlet of a compressor 24- in connection, which is part of one of the main gas turbines of the aircraft. Optionally, the The compressor is also part of an auxiliary power supply for the aircraft be.
^ Die Turbineneinheit 2 2 mit Verbrennungskammer besteht aus / einem äusseren Gehäuse 25, in dem sich-eine ringförmige Verbrennungskammer 2 6 befindet. Das Gehäuse besitzt eine erste innere ringförmige Wandung 2 7 und eine zweite Innere ringförmige Wandung,, die gemeinschaftlich einen ringförmigen Durchtritt für die Strömung eines gasförmigen Fluides schaffen, welches die Verbrennungskammer verläßt. Der vorerwähnte ringförmige Durchtritt schließt mit seinem einen Ende an den Ausgang der Verbrennungskammer 2G- an, während sein anderes Ende so ausgebildet ist, daß das Fluid auf die Schaufeln eines^Axialstromturbinenrotors 2 9 feriVhI et^ The turbine unit 2 2 with combustion chamber consists of / An outer housing 25 in which there is an annular Combustion chamber 2 6 is located. The housing has a first inner annular wall 27 and a second interior ring-shaped wall, which in common is a ring-shaped Create a passage for the flow of a gaseous fluid exiting the combustion chamber. One end of the aforementioned annular passage connects to the exit of the combustion chamber 2G-, while its other end is designed so that the fluid on the blades of an axial flow turbine rotor 2 9 feriVhI et
wird.will.
20 9829/00 3220 9829/00 32
BAD ORfGfNALBAD ORfGfNAL
Das Gehäuse 25 besitzt einen Eingang für den Anschluß des LuftSteuerventils 21, wobei Luft in die Verbrennungskammer über mehrere darin vorgesehene Öffnungen strömen kann. Für das die Turbine verlassende Fluid ist ein Auslaß 30 vorgesehen.The housing 25 has an inlet for the connection of the air control valve 21, with air in the combustion chamber can flow through several openings provided therein. For the fluid leaving the turbine is a Outlet 30 is provided.
Die Verbrennungskammer besitzt einen elektrischen Zünder 31, der von einer Versorgungseinheit 32 gespeist wird, sowie mehrere Kraftstoffdüsen 33, die der Einleitung des Kraftstoffs in die Verbrennungskammer dienen.The combustion chamber has an electric igniter 31 which is fed by a supply unit 32, as well as several fuel nozzles 33, the initiation of the fuel in the combustion chamber.
Das Reduziergetriebe 23 besteht aus einer Eingangswelle 34, auf der sich ein Antriebsrad befindet, welches einen Teil einer ersten reduzierenden Umlaufgetriebestufe 3 5 des Getriebes bildet. Die Planetenräder der ersten Stufe sind in mit dem Getriebegehäuse verbundenen Lagern angeordnet, während deren Ring mit dem Eingangssonnenrad einer zweiten reduzierenden Umlaufgetriebestufe 36 verbunden ist. Diese Stufe besitzt ein Paar Umlaufgetriebeeinheiten, die nachstehend als Einheiten A und B bezeichnet sind. Die Einheit A, deren Sonnenrad mit dem Ring der ersten Stufe 35 verbunden ist, ist mit einem verdrehbaren Planetenradträger verbunden, der an den Planetenradträger der Einheit 13 angeschlossen ist. Der Ring der Einheit A steht mit "dMm Sonnenrad der Einheit B in Verbindung. Weiterhin kann der Ring der Einheit A mittels einer Handbremse blockiert werden und nach Lösung der Handbremse umlaufen. Eine ähnlicheBremse ist für den Ring der Einheit B vorgesehen. Die Planetenradträger der Einheiten A und B sind mit der Antriebswelle 19 über eine Kupplung 37 zu verbinden, die gegebenenfalls ausgerückt werden kann.The reduction gear 23 consists of an input shaft 34 on which a drive wheel is located, which one Part of a first reducing epicyclic gear stage 3 5 of the transmission forms. The planetary gears of the first stage are arranged in bearings connected to the gearbox housing, while its ring with the input sun gear a second reducing epicyclic gear stage 36 is connected. This stage has a pair of epicyclic gear units, hereinafter referred to as units A and B. The unit A, whose sun gear with the ring of the first stage 35 is connected, is connected to a rotatable planet carrier, which is attached to the planet carrier the unit 13 is connected. The ring of unit A is connected to "dMm sun gear of unit B". Furthermore, the ring of unit A can be blocked by means of a handbrake and after releasing the handbrake circulate. A similar brake is provided for the unit B ring. The planetary gear carriers of units A and B. are to be connected to the drive shaft 19 via a coupling 37, which can be disengaged if necessary.
Wenn das Rad während des Betriebes angetrieben werden soll, wird das Ventil 21 geöffnet, damit Luft in die Verbrennungskammer gelangen kann. Die die Verbrennungskammer verlassene Luft treibt die Turbine und tritt durch den Auslaß 30 aus.If the wheel is to be driven during operation, the valve 21 is opened to allow air into the combustion chamber can get. The air exiting the combustion chamber drives the turbine and exits through outlet 30.
2 0 9829/00322 0 9829/0032
2Ί629742,62974
Der Ring der Einheit B kann entweder frei umlaufen, oder in Abhängigkeit von der Antriebsrichtung gesperrt sein,— während der Ring der Einheit A frei umlaufen oder in Abhängigkeit vom Geschwindigkeitsreduzierverhältnis der kombinierten Einheiten A und B gesperrt sein kann. Die erste Stufe 35 des Getriebes führt zu einer Geschwindigkeit sverringerung, wobei eine Zunahme der Verringerung je nach Freigabe oder Blockierung des Ringes der Einheit A durch seine Bremse erzielt wird. Die Antriebswelle 19 wird über die Kupplung 37 von den angeschlossenen Planetenradträgern der Einheiten A und B angetrieben; die geeignete Geschwindigkeitsverringerung und -richtung wird durch Betätigung der Bremsen auf die entsprechenden Ringe ermöglicht, wobei immer nur ein.Ring blockiert werden kann.The ring of unit B can either rotate freely, or be locked depending on the drive direction, - while the ring of unit A rotate freely or in Depending on the speed reduction ratio of the combined units A and B can be blocked. the first stage 35 of the transmission leads to a reduction in speed, with an increase in the reduction is achieved depending on the release or blocking of the ring of the unit A by its brake. The drive shaft 19 is Driven by the connected planetary gear carriers of the units A and B via the coupling 37; the appropriate one Speed reduction and direction is through Actuation of the brakes on the corresponding rings allows, whereby only one ring can be blocked.
Für den Fall, daß mehr Kraft benötigt wird, kann die Verbrennungskammer über die Düse 33 mit Kraftstoff versorgt werden, der mittels des Zünders 31 gezündet wird. Dies führt zu einer Erhöhung des der Turbine zugeführten Treibmittels. In the event that more power is required, the combustion chamber be supplied with fuel via the nozzle 33, which fuel is ignited by means of the igniter 31. this leads to an increase in the propellant supplied to the turbine.
Wenn sich das Flugzeug in der Abhebestellung befindet, kann die Kupplung 37 durch manuelle Betätigung ausgerückt werden. Gegebenenfalls läßt sich aber eine Steuerung vorsehen, um die Kupplung automatisch auszurücken, wenn die sichere Höchstgeschwindigkeit des Turbinenrotors erreicht ist. Darüber hinaus kann man eine Überwachungseinrichtung in Verbindung mit dem Kraftstoffversorgungssystem und dem Ventil 21 vorsehen, um die Umlaufgeschwindigkeit des Turbinenrotors 29 zu regulieren.When the aircraft is on take-off, the clutch 37 can be disengaged by manual operation. If necessary, however, a control can be provided, to automatically disengage the clutch when the turbine rotor reaches the safe top speed is. In addition, you can use a monitoring device in connection with the fuel supply system and the valve 21 provide to the rotational speed of the turbine rotor 29 to regulate.
209829/0032209829/0032
Claims (13)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB6107970A GB1370090A (en) | 1970-12-23 | 1970-12-23 | Aircraft having a ground propulsion system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE2162974A1 true DE2162974A1 (en) | 1972-07-13 |
Family
ID=10486579
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19712162974 Pending DE2162974A1 (en) | 1970-12-23 | 1971-12-18 | Ground propulsion system for an aircraft |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US3764094A (en) |
| DE (1) | DE2162974A1 (en) |
| FR (1) | FR2119038B1 (en) |
| GB (1) | GB1370090A (en) |
| IT (1) | IT945568B (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3420507A1 (en) * | 1984-06-01 | 1985-12-05 | Joachim Dipl.-Ing. 7900 Ulm Nedtwig | Method for preventing speed differentials between the runway and tyres of aircraft during the landing approach |
| FR2939099A1 (en) * | 2008-12-02 | 2010-06-04 | Messier Dowty Sa | MULTIFUNCTIONAL ELECTROMECHANICAL DEVICE FOR LIGHTER |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8532957B2 (en) * | 2000-11-15 | 2013-09-10 | Borealis Technical Limited | Aircraft weight estimation method |
| US20070158497A1 (en) * | 2003-10-09 | 2007-07-12 | Edelson Jonathan S | Geared wheel motor design |
| US7469858B2 (en) * | 2003-10-09 | 2008-12-30 | Borealis Technical Limited | Geared wheel motor design |
| WO2006078322A2 (en) * | 2004-08-17 | 2006-07-27 | Borealis Technical Limited | Aircraft drive |
| WO2006096446A2 (en) * | 2005-03-01 | 2006-09-14 | Borealis Technical Limited | Motor controller |
| US7891609B2 (en) * | 2006-08-29 | 2011-02-22 | Borealis Technical Limited | Turnaround methods |
| GB0617068D0 (en) * | 2006-08-30 | 2006-10-11 | Borealis Tech Ltd | Transistor |
| FR2939764B1 (en) * | 2008-12-16 | 2011-10-21 | Airbus | AIRCRAFT LANDING TRAIN WITH MOTORIZATION AND TRANSMISSION |
| GB0915009D0 (en) | 2009-08-28 | 2009-09-30 | Airbus Operations Ltd | Aircraft landing gear |
| FR2954234B1 (en) * | 2009-12-17 | 2012-03-02 | Michelin Soc Tech | MOTORIZATION SYSTEM OF A WHEEL ASSOCIATED WITH A SUSPENSION |
| FR2954235B1 (en) * | 2009-12-17 | 2012-03-16 | Michelin Soc Tech | ELECTRIC MOTORIZATION SYSTEM OF A WHEEL |
| US9033273B2 (en) * | 2010-11-02 | 2015-05-19 | Jonathan Edelson | Integrated aircraft ground navigation control system |
| US20140061374A1 (en) * | 2011-10-25 | 2014-03-06 | Isaiah W. Cox | Method for increasing landing gear effective life and aircraft landing cycles |
| US20130240665A1 (en) * | 2012-03-16 | 2013-09-19 | Borealis Technical Limited | Method for improving efficiency of airport deicing operations |
| US9211948B2 (en) * | 2013-03-24 | 2015-12-15 | Honeywell International Inc. | Between-wheel bogie mounted taxi system |
| CN114104272A (en) * | 2021-12-31 | 2022-03-01 | 中国商用飞机有限责任公司 | Aircraft landing gear |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2540991A (en) * | 1942-03-06 | 1951-02-06 | Lockheed Aircraft Corp | Gas reaction aircraft power plant |
| US2460387A (en) * | 1943-12-03 | 1949-02-01 | Goodrich Co B F | Landing gear |
-
1970
- 1970-12-23 GB GB6107970A patent/GB1370090A/en not_active Expired
-
1971
- 1971-12-07 US US00205662A patent/US3764094A/en not_active Expired - Lifetime
- 1971-12-18 DE DE19712162974 patent/DE2162974A1/en active Pending
- 1971-12-21 IT IT54894/71A patent/IT945568B/en active
- 1971-12-23 FR FR7146322A patent/FR2119038B1/fr not_active Expired
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3420507A1 (en) * | 1984-06-01 | 1985-12-05 | Joachim Dipl.-Ing. 7900 Ulm Nedtwig | Method for preventing speed differentials between the runway and tyres of aircraft during the landing approach |
| FR2939099A1 (en) * | 2008-12-02 | 2010-06-04 | Messier Dowty Sa | MULTIFUNCTIONAL ELECTROMECHANICAL DEVICE FOR LIGHTER |
| WO2010063895A1 (en) * | 2008-12-02 | 2010-06-10 | Messier-Dowty Sa | Multifunctional electromechanical device for landing gear |
| US8740140B2 (en) | 2008-12-02 | 2014-06-03 | Messier-Bugatti-Dowty | Multifunctional electromechanical device for landing gear |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| IT945568B (en) | 1973-05-10 |
| FR2119038A1 (en) | 1972-08-04 |
| US3764094A (en) | 1973-10-09 |
| GB1370090A (en) | 1974-10-09 |
| FR2119038B1 (en) | 1974-06-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE2162974A1 (en) | Ground propulsion system for an aircraft | |
| DE69105146T2 (en) | INTEGRATED ENGINE WITH MULTIPLE FUNCTION AND POWER TRANSMISSION DEVICE FOR THIS. | |
| DE1401273B1 (en) | Gas turbine or other internal combustion engine plant for aircraft | |
| DE69512228T2 (en) | DRIVE SYSTEM FOR THE AIRCRAFT UNDERCARRIAGE | |
| DE2831802C2 (en) | ||
| DE2653772C2 (en) | Gas turbine engine | |
| DE2721167A1 (en) | METHOD AND DEVICE FOR THE AIR START OF A TURBOFAN ENGINE | |
| DE2446527A1 (en) | TURBOW BLOWER ENGINE WITH VARIABLE BLADE INCLINATION OR -EMPLOYMENT | |
| CH404416A (en) | plane | |
| DE4235815C2 (en) | Arrangement for controlling the drive and cooling functions for an aircraft landing gear | |
| CH271479A (en) | Gas turbine power plant. | |
| DE1500541B2 (en) | CONTINUOUSLY CONTROLLED PLANETARY GEAR FOR GREAT PERFORMANCE | |
| DE1426385B2 (en) | Power transmission device for a gas turbine engine | |
| DE2736120A1 (en) | AXIAL FAN, ESPECIALLY AS A PULLER FOR AIRCRAFT, WITH INCLUDING AND RELEASABLE COUPLING | |
| DE1111029B (en) | Engine set for airplanes with additional thrust nozzles fed by an additional compressor through which an axial flow occurs | |
| DE1032109B (en) | Gearboxes, especially for motor vehicles | |
| DE2325592C2 (en) | Arrangement for starting up aircraft gas turbine engines and for operating aircraft auxiliary equipment | |
| DE2733986A1 (en) | POWER PLANT WITH DIFFERENTIAL GEAR | |
| DE913945C (en) | Coupling device for coupling or uncoupling work machines, in particular aircraft fans | |
| DE900892C (en) | Gas turbine plant | |
| DE1481518C3 (en) | Gas turbine power plant for aircraft | |
| DE845901C (en) | Gearbox with fluid servo clutch, especially for aircraft with turbine drive | |
| DE1046957B (en) | Gas turbine plant | |
| DE1401273C (en) | Gas turbine or other internal combustion engine power plant for aircraft | |
| DE877704C (en) | Propeller gear |